ПРИЛОЖЕНИЕ I

РАКЕТНЫЕ САМ0ЛЁТЫ И УСКОРИТЕЛИ СТАРТА

История создания ракетного самолета является частью истории развития ракет, а сам ракетный самолет может быть назван побочным продуктом ракетных исследований. Свыше 20 лет тому назад (1928 год) Макс Валье предлагал превратить обычный самолет в ракетный путем простой замены двигателей внутреннего сгорания ракетными. Он утверждал, что в дальнейшем, постепенно совершенствуя двигатели и сокращая площадь несущих поверхностей, можно будет создать из такого самолета пилотируемую космическую ракету. Первые опыты Валье проводились летом 1928 года; они были составной частью экспериментов Опеля по использованию на самолетах ракетных двигателей. Самолет представлял собой планер тогда еще нового типа — «утка». 11 июня 1928 года этот самолет в первый и последний раз поднялся с горы Вассеркуппе в Западной Германии.

Ракетные двигатели для эксперимента были созданы Зандером, самолет предоставлен обществом «Рён-Росситен Гезельшафт», а финансировал все это дело сам Опель. Перед испытанием полноразмерного планера испытывались небольшие его модели. Опытами руководил А. Липпиш, а обязанности пилота этого первого ракетного планера выполнял Фридрих Штамер. Для испытаний Зандер разработал пять типов ракет, три — для моделей планеров и два — для полноразмерного планера.

Естественно, что первые испытания были проведены на моделях. Это были так называемые «бесхвостки» с размахом крыла немногим более 210 см и весом около 13 кг. На первой из них установили одну из мощных ракет с тягой 75 кг. Как и следовало ожидать, крылья и элероны модели оказались для столь мощной ракеты просто помехой; ракета мгновенно подняла модель вертикально вверх, а когда кончилось топливо, модель упала на землю.

В третьем опыте модель, снабженную небольшой ракетой на твердом топливе, запустили с деревянной пусковой направляющей с помощью автоматически сбрасываемого резинового троса. Модель оказалась достаточно устойчивой в воздухе и совершила длительный полет. Четвертое испытание во многом походило на первое. Модель с установленной на ней очень мощной ракетой покинула направляющую, по выражению Липпиша, «как снаряд», и поднялась на высоту около 100 м. Теперь уже было совершенно ясно, что одна ракета достигла бы в десять раз большей высоты; крылья же, встречая огромное сопротивление воздуха, резко снижали эффективность. Достигнув максимальной высоты, модель перевернулась на спину, пролетела так еще несколько секунд, а затем, совершив переворот через крыло, приняла нормальное положение и долго планировала.

В пятом испытании крылья модели не выдержали. Они не были рассчитаны на перегрузки, которые возникают при разгоне до скорости 560 км/час меньше, чем за 3 секунды. Крылья сломались, и модель камнем упала на землю, когда двигатель перестал работать.

	Время горения, сек	Тяга, кг
а) Типы ракетных зарядов для моделей:
Пороховая шашка с внутренним каналом	3	75
то же	3	175
Сплошная пороховая шашка	30	5
б) Для планера:
Пороховая шашка с внутренним каналом	3	360
Сплошная пороховая шашка	30	20

Эти опыты позволили сделать определенные выводы относительно возможности установки ракет на планер. Экспериментаторы отказались от ракет с тягой 360 кг, а остановились на двух типах ракет с тягой соответственно 12 и 15 кг. Поскольку пилот мог допустить ошибку, воспламенение ракет осуществлялось электрическим запалом, рассчитанным на последовательное включение ракет. Это была правильная предосторожность. Для запуска планера с земли использовался обычный резиновый трос. Пилот не должен был включать ракеты, пока планер не поднимался в воздух и не освобождался от троса.

Несмотря на все эти приготовления, первые две попытки поднять в воздух планер закончились неудачей: что-то случилось с резиновым тросом, а Штамер включил один из двигателей еще до того, как планер оказался в воздухе. Топливо выгорело, но скорость планера не увеличилась. Во второй раз Штамеру удалось подняться в воздух, но при выравнивании планера он обнаружил какую-то неисправность и сделал посадку, пролетев около 200 м без второго двигателя. Планер был возвращен на стартовую площадку, и второй двигатель был снят. После осмотра системы зажигания на планер установили два ракетных двигателя на твердом топливе с тягой по 20 кг. Расстояние, которое планер пролетел на этот раз, составило около 1,5 км, а весь полет длился немногим более одной минуты.

При следующем полете предполагалось перелететь через небольшую гору. Запуск прошел хорошо, и, когда планер поднялся в воздух, была включена первая ракета. Через 1—2 секунды она с грохотом взорвалась. Горящие куск пороха мгновенно подожгли планер, однако пилот cyмел резким маневром сбить пламя и посадить планер. Сразу после посадки загорелась, но, к счастью, не взорвалась вторая ракета. Планер был почти уничтожен, и потому общество «Рён-Росситен Гезельшафт» отказалось от продолжения опытов. Его руководители, по-видимому, пришли к выводу, что ракеты для этой цели не годятся.

После этого разработкой планера с ракетным двигателем стала заниматься фирма «Рааб-Катценштейн» в Касселе. Она построила бесхвостый самолет, сходный по конструкции с «бесхвосткой» Липпиша, но рассчитанный на одного пилота и, возможно, даже на пассажира. По неизвестным причинам первые полеты закончились неудачно, и фирма также отказалась от опытов. Не сдался один только Опель, который тоже был как-то связан с этим проектом.

Планер Опеля был готов к летным испытаниям 30 сентября 1929 года. Для запуска применялась деревянная направляющая длиной около 21м. Здесь не было ни резинового троса, ни какого-либо другого стартового устройства; взлет осуществлялся только с помощью ракет. Первые два испытания, проведенные ранним утром 30 сентября, не были успешными. Ракетные двигатели не развили достаточной тяги, чтобы оторвать планер от земли; он сделал всего лишь несколько коротких прыжков. После завтрака Опель сделал еще одну попытку, на этот раз удачную. Планер поднялся в воздух и совершил полет продолжительностью около 10 минут; максимальная скорость планера составила 160 км/ час. Но во время посадки загорелись крылья, в результате чего ракетный планер Опеля сильно пострадал и оказался совершенно непригодным для дальнейшего использования. Каким-то чудом Опелю удалось спастись из разрушившегося при посадке планера. На этом и закончились эксперименты Опеля с ракетными планерами.

Три года спустя несколько подобных экспериментов были проведено в Италии. В 1931 году появились сообщения о том, что итальянский инженер Этторе Каттанео провел в Миланском аэропорту испытания ракетного планера-самолета весом 280 кг. Планер Каттанео имел мощные ракеты для взлета и менее мощные для поддержания полета. В одном из полетов планер продержался в воздухе 34 секунды, пролетев расстояние в 1 км.

Само собой разумеется, что ракетные планеры Липпиша, Опеля и Каттанео не были первыми проектами такого рода. История ракетного дела знает много более ранних проектов, не считая упомянутых в главе IV. Среди этих проектов следует прежде всего отметить проект русского инженера Федора Гешвенда¹ из Киева, который мечтал о крылатом железнодорожном вагоне, движущемся с помощью струи пара. Интересен также и проект немецкого изобретателя Вильгельма Гедике, писавшего под псевдонимом «инженер Крассус», который предлагал создать вертолет с многолопастным ротором, приводимым в движение силой струи сжатого воздуха и осветительного газа. Такой же реактивный двигатель, установленный на подвесной кабине, проектировался для движения вертолета вперед. Русский инженер Александр Горохов спроектировал в свое время «летающую торпеду» с тремя реактивными аппаратами, укрепленными по обеим сторонам корпуса: «торпеда» имела очень небольшие крылья, больше походившие на стабилизаторы.
¹Талантливый русский инженер, живший во второй половине XIX века и разработавший технически осуществимые проекты реактивных двигателей для железнодорожного и воздушного транспорта. В 1887 году описал составленный им проект реактивного самолета, который необоснованно приписывается французскому изобретателю Мело.— Прим. ред.

В 1908 году французский изобретатель Рене Лорэн опубликовал в авиационном журнале «Аэрофил» несколько статей о проекте «реактивного» самолета, приводившегося в движение обычным однорядным шестицилиндровым двигателем внутреннего сгорания. Этот двигатель Лорэн предлагал сделать настолько плоским, чтобы он помещался в крыле самолета. Каждый цилиндр этого поршневого двигателя должен был иметь выхлопное сопло. Предполагалось, что самолет будет приводиться в движение серией последовательных выхлопов.

Критики Лорэна признавали, что схема имела ряд преимуществ: не было ни ведущих валов, ни передач, ни пропеллеров, которые в ту пору были весьма ненадежными. Все это, очевидно, способствовало снижению веса двигательной установки. Но вместе с тем схема Лорэна являлась ошибочной.

Лорэн работал в той области техники, где, как он полагал, должно было произойти слияние ракетного дела и аэродинамики, но этого не случилось. Препятствия, мешавшие применению ракетных двигателей в самолетах, сводились в основном к проблеме улучшения общего коэффициента полезного действия, то есть к правильному сочетанию скорости ракеты со скоростью истечения газов из двигателя. В простых ракетах типа «Фау-2» или «Викинг» это почти достигалось в конце периода работы двигателя; поэтому здесь вопрос сводился в основном к общим размерам ракеты. Но при использовании ракетных двигателей в самолетах проблема усложнялась главным образом наличием крыльев, создающих как подъемную силу, так и лобовое сопротивление, и потому существенно снижающих скорость.

В схеме Лорэна мы имеем своего рода реактивный двигатель, использующий энергию быстрой струи выхлопных газов с малой массой. Лорэн не понимал, почему этот двигатель должен уступать поршневому двигателю с винтом, создающим «струю» с большой массой, но малой скоростью. Только спустя несколько лет инженеры начали понимать действительную причину — глубокую разницу между скоростью истечения газов и скоростью самолета.

Имелось два способа сокращения этой разницы: увеличение скорости самолета и снижение скорости истечения газов. Оба способа, примененные одновременно, вероятно, привели бы к полному устранению разницы.

В 1917 году француз Мориз предложил проект двигательной установки для самолетов, которая, как предполагалось, позволяла соединить планер с реактивным двигателем. С помощью компрессора, приводимого в действие двигателем, топливных форсунок и камеры сгорания с выхлопным соплом Мориз сумел получить реактивную струю. Дополнением к его двигателю являлась форсажная камера — устройство, замедляющее скорость реактивной струи, но увеличивающее ее массу. Осуществить свою идею на практике Мориз, однако, не сумел. Это сделал за него его соотечественник инженер Мело.

Мело отказался от большей части оборудования Мориза, а вместо этого взял два цилиндра и соединил их открытыми концами друг с другом. На каждом конце этой двухцилиндровой сборки имелись отверстия для подачи топлива и запальные свечи. Внутри помещался свободный поршень без шатуна, двигавшийся взад и вперед для создания компрессии. Выхлоп осуществлялся через отводные трубки в общую «буферную камеру», к которой крепилось реактивное сопло. В результате создавалась пульсирующая реактивная струя, которая затем также пропускалась через форсажную камеру.

Мело не только описал свой проект¹ , но и построил по нему действующий двигатель. Правда, его было трудно запускать, но работал он исправно. После того как были накоплены необходимые опытные данные, Мело рассчитал, что двух больших двигателей такого рода будет достаточно, чтобы поднять обычный для того времени самолет. Он вел эксперименты в течение многих лет, но, кажется, успеха не имел. Да и не было в ту пору особых причин для замены хорошо известного и постоянно совершенствуемого двигателя внутреннего сгорания новым и недостаточно испытанным устройством. Самолеты, летавшие со скоростью 160—200 км/час, не нуждались в двигателе нового типа, который в дальнейшем оказался лучше всяких других.
¹Мело описал свой проект в 1920 году, но еще в 1887 году проект подобной системы был опубликован в Киеве русским инженером Федором Гешвендом (см. Гешвенд Ф. Сочинения. Общее основание проекта применения реактивной работы пара к железнодорожным паровозам. Киев, 1887). — Прим. ред.

Вплоть до Мело история создания ракетных самолетов шла общим путем, от изобретателя к изобретателю, от проекта к проекту, от одного теоретического усовершенствования к другому. Но дальше это развитие пошло разными дорогами главным образом из-за стремления изобретателей как-то повысить коэффициент полезного действия новых двигателей. Одни пытались достичь этого за счет максимального увеличения скорости, рассматривая ракету как самостоятельное средство передвижения, другие брали за основу любую приемлемую скорость и, подобно Мело, стремились приспособить ракету к самолету, а не наоборот. Последний путь привел к тому, что сейчас широко известно под названием реактивного ускорения старта.

Рассмотрим теперь некоторые отличительные и сходные моменты в действии ракетного и воздушно-реактивного двигателей. Оба они основаны на использовании третьего закона Ньютона. Разница состоит только в том, что воздушно-реактивный двигатель является таким ракетным двигателем, который в качестве окислителя расходует кислород окружающего воздуха. Вследствие этого воздушно-реактивный двигатель конструктивно довольно сложен и к тому же ограничен в отношении высоты, на которой он может применяться. Ракетный же двигатель в свою очередь может быть назван упрощенным реактивным двигателем, который несет кислород (окислитель) с собой и поэтому не ограничен высотой применения.

Большой промежуток времени между опытами Опеля и современными работами над самолетами с ракетными двигателями интересен, вероятно, только деятельностью австрийского инженера доктора Зенгера. Он, несомненно, был одним из первых конструкторов подобных самолетов, который решал задачи не вслепую, а на серьезной научной основе. Зенгер начал карьеру специалиста-ракетчика с широкой серии испытаний ракетных двигателей в лабораториях Венского университета. Эти испытания были весьма успешными. Зенгер в то время работал главным образом с одной моделью — сферической камерой сгорания диаметром около 50 мм. Сопло двигателя было необычайно длинным (25 см), причем диаметр среза сопла равнялся диаметру камеры сгорания. Камера сгорания и примыкающая к ней часть сопла были снабжены рубашкой охлаждения (рис. 77), в которую под большим давлением подавалось топливо. Топливо в рубашке охлаждения выполняло две функции: охлаждало камеру сгорания и компенсировало давление, создаваемое в ней продуктами сгорания. В рубашке охлаждения возникало своего рода противодавление, поэтому она фактически испытывала основное напряжение и, следовательно, должна была иметь более толстые стенки, чем сама камера сгорания.
Рис. 77. Экспериментальный ракетный двигатель Зенгера

В качестве горючего Зенгер использовал летучие продукты нефти; впрыск производился насосами такого типа, которые применяются в дизельных двигателях. Давление впрыска колебалось в пределах 30—150 атм, но было всегда более высоким, чем принятое в «Ракетенфлюгплатц» и в Пенемюнде. Кислород подавался непосредственно в камеру сгорания под давлением; но вместо жидкого кислорода Зенгер использовал газообразный, подаваемый непосредственно из обычного стального баллона, имевшего редукционные клапаны.

Небольшой ракетный двигатель подвешивался к каркасу из стальных труб, который мог перемещаться только в горизонтальном направлении, сжимая пружинное устройство замера тяги.

Время работы двигателей Зенгера было необычно большим. Испытание продолжительностью 15 минут являлось для него вполне нормальным. Многие двигатели работали в течение 20 минут, а один — в течение получаса. Двигатели развивали тягу порядка 25 кг, при этом скорость истечения составляла, как правило, 2000—3500 м/сек. Зенгер еще тогда был уверен — и дальнейшее развитие ракетной техники подтвердило правильность его взглядов,—что проблемы создания более крупных ракетных двигателей практически вполне разрешимы.

Следующим шагом исследователей была разработка технических требований, предъявляемых к конструкции ракетного самолета. Оберт, работавший в свое время над этой проблемой, указывал, что самолет с ракетным двигателем может обладать большим радиусом действия, если он будет взлетать почти вертикально, выравниваться на большой высоте, развивать максимальную скорость за счет использования всего топлива в возможно короткое время и в дальнейшем переходить на скоростное планирование. Зенгер пришел примерно к тем же выводам, но он решал проблему в основном с точки зрения конструктора самолета. Он высказался в защиту наклонного старта под углом 30°, но в остальном его метод был таким же, как у Оберта. Приняв время горения равным 20 минутам, он рассчитал, что общее полетное время ракетного самолета составит несколько более одного часа, а средняя скорость—2500 км/час. На рис. 78 показана примерная схема самолета Зенгера. Он весьма похож на первую схему американского экспериментального самолета Х-1.

Доктор Зенгер не имел ничего общего с ракетными самолетами, построенными или проектировавшимися немцами во время второй мировой войны, такими, как «Мессершмитт» Ме-163В («Комета»), самолет-разведчик DFS-228 или разведывательный вариант двухдвигательного бомбардировщика DFS-346, способного теоретически подняться на 30 км и развить скорость 2700 км/час. На всех этих самолетах были установлены ракетные двигатели, разработанные на заводе Вальтера в Киле. Как уже говорилось, впервые в Германии перекись водорода высокой концентрации была получена в промышленных масштабах в 1936 году. В некоторых двигателях Вальтера она использовалась в качестве окислителя с определенным топливом; эти двигатели получили название «горячих». В других двигателях 80—83% перекись водорода служила источником энергии, получаемой в результате ее каталитического разложения; эти двигатели стали называться «холодными».
Рис. 78. Эскиз стратосферного ракетного самолета Зенгера

Первым ракетным двигателем Вальтера для самолетов был двигатель R.I., прошедший летные испытания в 1937 году на самолете «Хейнкель», на котором был оставлен и обычный поршневой двигатель. На испытаниях двигатель создавал тягу около 350 кг при секундном расходе топлива порядка 3,3 кг.

В том же году министерство авиации Германии обратилось к Липпишу с просьбой спроектировать скоростной истребитель, при этом ему была указана только мощность двигателя, который должен был быть установлен на самолете. Проект, разработанный Липпишем, условно обозначался DFS-194—по начальным буквам названия немецкого научно-исследовательского института безмоторного полета Deutsche Porschungsanstalt fiir Segelflug (нем)., где Липпиш проработал много лет.

В 1938 году почти законченный проект вместе с конструктором были переданы фирме «Мессершмитт», которая уже имела опыт создания скоростных самолетов. Опытный образец нового самолета получил новое обозначение — Me-163. Интересно, что, когда испытания самолета в аэродинамической трубе уже заканчивались, вопрос о двигателе все еще оставался открытым. Сотрудник фирмы BMW Гейнц Гартманн вспоминает, что в течение некоторого времени самолет Me-163 стоял в одном из производственных зданий его фирмы. Инженеры фирмы усиленно работали тогда над турбореактивными двигателями, занимаясь одновременно и стартовыми ускорителями. Одной из разработок был стартовый ускоритель, предназначавшийся для повышения маневренности самолета в воздухе. Этот ускоритель и был предложен в качестве двигателя для нового самолета.

Но победил профессор Вальтер; на самолет Me-163 был установлен двигатель его конструкции. Это был «холодный» двигатель, работавший на принципе разложения перекиси водорода раствором перманганата кальция. Обе жидкости подавались в камеру сгорания насосами, приводимыми в движение турбиной, использовавшей энергию той же реакции, происходившей в специальном парогазогенераторе.

Первые летные испытания, однако, не увенчались успехом. «Для боевого применения не годится!»—таково было решение министерства авиации. Вскоре после этого Мессершмитт и Липпиш поссорились. Липпиш ушел, но инженеры Мессершмитта внесли в конструкцию ряд изменений. Новый образец стал обозначаться Ме-163В, и Вальтер предложил для него новый, на этот раз «горячий» двигатель, получивший официальное обозначение «109-509».

Приводимая ниже таблица показывает разницу между ними:

Характеристики двигателей	«Холодный» (PII-203)	«Горячий» («109-509»)
Вес	75,5 кг	153 кг
Тяга	200—700 кг	300—1500 кг
Эффективная скорость истечения	1035 м/сек	1680 м/сек
Расход топлива	7кг/сек	8 кг/сек

Топливо для «горячего» варианта двигателя получило название «Ц-штоф». Оно состояло на 30% из гидразин-гидрата (Na₂H₄^.H₂O), на 57% из метилового спирта и на 13% из воды. Гидразин-гидрат может быть использован в качестве топлива самостоятельно или в сочетании с перекисью водорода; он обладает свойством самовоспламенения, что позволяет освободиться от запального устройства. Но как источник энергии он значительно уступает спирту.

Двигатель «109-509» мог работать 15—20 минут при минимальном расходе топлива, но при полной тяге время paботы сокращалось до 4 минут 11 секунд. Для того чтобы увеличить время пребывания самолета в воздухе, Вальтер разработал новый вариант двигателя, получивший обозначение «109-509С». Он отличался от первого тем, что имел вспомогательную «маршевую» камеру—реактивный двигатель небольших размеров, расположенный под основным и создающий тягу до 300 кг. Этого было достаточно, чтобы поддерживать самолет в воздухе. Основной двигатель («109-509С») был примерно на 10% более мощным, чем двигатель «105-109», уже хотя бы потому, что самолет Ме-163С, для которого он был разработан, имел большие размеры, чем Ме-163В. В 1944 году самолет Me-163 прошел испытания в боях и вначале использовался успешно.

Был отдан приказ начать серийное производство «Кометы», но в это время фирма «Мессершмитт» выполняла другой, более срочный заказ, и проект Me-163B пришлось передать фирме «Фокке-Ахгелис» без твердого указания, кто и за что отвечает. Позднее в том же, 1944 году Ме-163В был направлен фирме «Юнкерс», инженеры которой еще раз его перепроектировали и присвоили новому варианту наименование Ju-248, в дальнейшем замененное на «8-263». Самолет «8-263» был доведен лишь до стадии планерных испытаний.

Ме-163В имел очень небольшие размеры. Размах его стреловидных крыльев составлял всего лишь 9 м (точные размеры см. Приложение II), общая длина равнялась 5,7м, высота—2,4 м. Самолет не имел хвостового оперения, за исключением вертикального стабилизатора с рулем поворота. Взлет осуществлялся с помощью колесного шасси, которое потом сбрасывалось; посадка производилась на специальные убирающиеся «лыжи». Посадочная скорость Ме-163В была невысокой—150 км/час; максимальная скорость—814 км/час на уровне моря и 896 км/час на уровне 12000 м.

На последнем этапе второй мировой войны разработка ракетных самолетов пошла в другом направлении. Как немцы, так и японцы поняли, что с растущим превосходством союзников в воздухе нельзя бороться огнем одной лишь зенитной артиллерии. Но ни в Германии, ни позднее в Японии не имелось уже достаточного количества истребителей, что главным образом объяснялось отсутствием подготовленных кадров пилотов. Было очевидно, что зенитные управляемые снаряды типа «Вассерфаль» и «Рейнтохтер» смогут вполне заменить зенитную артиллерию, однако каждый понимал, что разработка действительно надежного способа управления для этих ракет займет годы. Единственно возможной альтернативой могли быть так называемые пилотируемые снаряды.

Эту концепцию высказывал в свое время Оберт. Он писал, что по идее ракетный самолет должен представлять собой «летающий танк», который врезается в строй самолетов противника и уничтожает их пушечным огнем и таранными ударами. В 1943 году доктор Липпиш сделал уже более конкретное предложение. О нем стало известно из доклада доктора Карлсона, опубликованного немецким пресс-бюро под № 54500, в котором автор усиленно пропагандировал идею доктора Липпиша. «Ракета-таран», как она называлась, должна была иметь мощную заостренную стальную носовую часть и три стреловидные плоскости вблизи хвостовой части, сочетающие функции стабилизаторов и плоскостей управления. Ракету предполагалось снабдить жидкостным ракетным двигателем и пороховым ускорителем старта. Ее потолок точно не указывался, но должен был в несколько раз превышать потолок атакуемых бомбардировщиков.

«Ракета-таран» должна была стартовать вертикально или почти вертикально и после отделения стартового ускорителя направляться пилотом на самолет противника для таранного удара. В случае необходимости пилот мог бы выпрыгнуть или катапультироваться с ракеты. В точке, близкой к максимальной высоте, у ракеты должен был раскрыться парашют, на котором она могла опуститься на землю для повторного использования.

1 августа 1944 года на заводе «Бахемверке» была начата разработка первой «ракеты-тарана», получившей название «Наттер» (рис. 79). Это был небольшой ракетный самолет-снаряд, рассчитанный на вертикальный старт с короткой пусковой направляющей. Двигатель «Наттера» работал на перекиси водорода; взлет обеспечивался несколькими стартовыми пороховыми ракетами Шмиддинга. Характерным для этого «самолета-ракеты» было то, что он мог производиться и собираться малоквалифицированными рабочими на небольших заводах. Основным материалом в его конструкции было дерево. Корпус состоял из трех основных отсеков; в переднем помещались 24 боевые ракеты, соединенные с электрозапалом. Запуск их производился одновременно. Затем шел отсек для пилота и, наконец, хвостовой отсек с ракетным двигателем Вальтера.
Рис. 79. Немецкая пилотируемая ракета-перехватчик «Наттер»

По достижении высоты, на которой шли бомбардировщики противника, пилот должен был перевести ракету на горизонтальный полет, направить ее на строй самолетов противника и выпустить свои 24 ракеты. Затем пилот должен был движением ручки управления вперед до отказа привести в действие механизм, разделявший «Наттер» на части. Сначала отделялся свободный от ракет носовой отсек, затем выбрасывался парашют с двигателем Вальтера, а потом — пилот.

Конструктор «Наттера» следовал той же идее, которая привела Липпиша к проекту «ракеты-тарана», однако таранный удар был здесь заменен ракетной атакой. Германские ВВС одобрили проект «Наттера», и после испытаний модели в сверхзвуковой аэродинамической трубе в Брауншвейге было построено 15 опытных образцов «Наттера». Планерные испытания прошли весьма неудовлетворительно, но все же после их окончания был предпринят взлет с пилотом, который кончился плохо и для «Наттера», и для его пилота. Приблизительно на высоте 150м крышка кабины пилота оторвалась. Так как головная опора пилота крепилась к ней, то, вероятно, пилот погиб в тот же момент от перелома позвоночника. Но «Наттер» продолжал набирать высоту, летя под углом примерно 15°. На высоте 1500 м, очевидно, прекратилась подача топлива, «Наттер» перевернулся, спикировал и врезался в землю.

К концу войны количество «Наттеров», заказанных фирме «Бахемверке», достигло 200, из них 50 штук заказали ВВС и 150—войска СС. Тем не менее в боевых действиях они не участвовали. Говорят, что германское правительство обещало передать планы этого вооружения японцам, но никто не знает, было ли это обещание выполнено.

Японцы создали пилотируемый самолет-снаряд другого типа. Это были так называемые «камикадзе» — самолеты, управлявшиеся пилотами-смертниками. Практически в качестве «камикадзе» мог использоваться самолет любого типа, способный нести заряд взрывчатого вещества и пикировать на цель. Но один из них—«Бака»—был специально создан для таких атак. Длина его составляла всего 6 м, а размах крыльев — 5 м. В носовой части помещался боевой заряд весом 540 кг. Двигательная установка была представлена несколькими большими пороховыми ракетами. «Бака» переносился бомбардировщиком «Бетти», причем оба пилота были связаны по телефону до тех пор, пока пилот самолета-носителя не решал, что наступил момент выпустить самолет-смертник.

Вопрос о создании ракетных самолетов в США был поднят примерно в то же время, что и в Германии. В декабре 1944 года командование армейской авиации обратилось к инженерам фирмы «Белл Эркрафт» с заказом спроектировать для исследовательских целей пилотируемый самолет с ракетным двигателем. Проект был осуществлен уже после войны; он преследовал цель накопления информации о полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

По мере того как возрастала скорость самолетов, пилоты все чаше и чаше замечали странные явления в поведении их машин. Так, например, движение плоскостей управления на больших скоростях приводило к прямо противоположному результату. Тогда стали говорить о так называемом «эффекте компрессии», о «числе Маха» и о «звуковом барьере», который может-де быть преодолен только силой. Многие шутили, что в небе появилась «кирпичная стена». В целом же это было нагромождение неправильно понятых фактов, принимаемых на веру слухов и недостаточно усвоенных теоретических концепций, сцементированных суеверием.

Курсантам военных училищ во время войны настойчиво внушали, что никто не может достичь скорости звука, то есть числа Маха, равного 1 (М=1). Курсанты тщательно записывали это в свои тетради, а в это же время где-нибудь совсем рядом призывники вели учебный зенитный огонь. Снаряды вылетали из стволов пушек со скоростью М=3, и никому это не казалось удивительным.

Число Маха названо так по имени австрийского физика доктора Эрнста Маха, который впервые исследовал данную проблему. Скорость распространения звука при средней температуре составляет около 1200 км/час¹.
¹Скорость звука в воздухе при температуре +15°С равна 1224 км/час. — Прим. ред.

Но не на всякой высоте самолет, летящий со скоростью 1200 км/час, летит со скоростью звука. На высоте 1,5 км, например, скорость звука уже не та, что на уровне моря, а на высоте 5 км она еще больше отличается от нее. Помимо этого воздух на разных высотах имеет неодинаковую плотность, а поэтому и скорость самолета при прочих равных условиях также будет различной. Для определения соотношения между скоростью движущегося предмета и скоростью звука введено число Маха, определяемое по формуле

M=v/c_зв гдеМ— число Маха,v— скорость самолета, или «истинная воздушная скорость», иС_зв, — скорость звука на данной высоте.

Многие полагают, что изменение числа Маха вызывается различной плотностью воздуха на разных высотах. Отчасти это так, ибо с изменением плотности воздуха меняются и летные характеристики самолета. Но вообще скорость звука не имеет ничего общего с плотностью воздуха; она полностью зависит от температуры воздуха .^1
1С понижением температуры воздуха скорость распространения звука уменьшается, и наоборот. Эта зависимость определяется по формуле , где К—коэффициент удельной теплоемкости (1,4 для атмосферного воздуха), R—универсальная газовая постоянная и Т — абсолютная температура. — Прим. ред.

В соответствии с числом Маха авиационные инженеры делят все скорости движения в воздухе на три группы: дозвуковые (от М=0 до М=0,8), околозвуковые (от М=0,85 до М = 1,3) и сверхзвуковые (свыше М= 1,3). На первый взгляд может показаться, что вполне достаточно делить все скорости на дозвуковые и сверхзвуковые. Однако введение промежуточной категории — околозвуковая скорость — совершенно необходимо. Дело в том, что вокруг тела, движущегося, скажем, со скоростью М = 0,9, поток воздуха может быть в некоторых точках сверхзвуковым, а в остальных — дозвуковым. Скорости второй категории можно назвать и скоростями смешанного потока, но слово «околозвуковая» является более коротким и терминологичным.

При дозвуковой скорости воздух на пути самолета не сжимается им, подобно газу в замкнутом цилиндре, сжимаемому поршнем. Когда же скорость самолета становится сверхзвуковой, воздух не может уйти с его пути и действительно сжимается даже в открытом пространстве. Физики объясняют это тем, что при сверхзвуковой скорости полета область, находящаяся впереди снаряда или самолета, является «областью отсутствия звукового сигнала».
Рис 80. Образование «конуса Маха»

Эта «область отсутствия сигнала» лежит вне «конуса Маха» (рис. 80). За счет сжатия воздуха здесь, если можно так выразиться, создается источник колебаний, или «импульсная точка». До тех пор пока эта «импульсная точка» неподвижна, возбуждаемые ею ударные волны распространяются концентрически, постепенно затухая. По мере удаления этих концентрических волн от «импульсной точки» их поверхность увеличивается и они слабеют. Когда источник колебаний начинает двигаться, сферы звуковых (несущих «сигнал») и ударных волн теряют концентрическую форму; «сигнал» замедляется. А когда скорость «импульсной точки» превысит скорость звука, «сигнал», то есть звуковая волна, отстанет от нее. Рис. 81 показывает графически, как это явление выглядит на фотоснимках артиллерийских снарядов, сделанных по методу «шлиренкинематографии»¹.
¹Метод киносъемки, заключающийся в том, что луч света, проходящий через какую-либо неоднородную среду, фотографируется с целью выяснения степени его преломления в различных участках среды, имеющих неодинаковую плотность, температуру и т. п. Применяется для съемок ударной волны. — Прим. ред.
Рис. 81. Схема распространения ударных волн, образуемых 156-мм американским снарядом «Лонг Том» на разных скоростях полета

Но не только это отличает дозвуковые скорости полета от сверхзвуковых. Предположим, что воздух с дозвуковой скоростью проходит через трубу. Пока труба остается прямой, скорость потока не меняется. Но если сделать трубу постепенно уменьшающегося диаметра, то поток воздуха будет набирать скорость.

Скорость потока может достигнуть М= 1, если наше сопло будет достаточно длинным. Сверхзвуковой поток в таком сопле, наоборот, замедляется. В расширяющемся (расходящемся) сопле дозвуковой поток замедляется, а сверхзвуковой—увеличивает скорость (рис. 82). Вот почему сопло ракетного двигателя сначала сходится, чтобы разогнать дозвуковой поток до скорости звука, а затем расширяется, чтобы максимально увеличить эффективную скорость истечения.

Хотя все эти явления были более или менее известны как теоретические положения, инженеры-проектировщики самолетов нуждались в конкретных цифровых данных. Для этого необходимо было создать экспериментальный самолет. Работа над ним началась в декабре 1944 года. Самолет получил обозначение XS-1, которое позднее было сокращено до Х-1. Он должен был подниматься на высоту 10700 м и развивать здесь скорость не менее 1280 км/час (М = 1,21) на протяжении 2—5 минут.

По внешнему виду самолет Х-1 напоминал ракету «Фау-2», положенную горизонтально, с крыльями, хвостовым оперением, трехколесным шасси и с пилотом в приборном отсеке.
Рис. 82. Зависимость скорости истекающих газов от конфигурации сопла

Согласно первоначальному замыслу самолет Х-1 не должен был быть ракетным. Конструкторы могли свободно выбирать любую двигательную установку при условии, что летные характеристики будут отвечать заданным. Однако, не желая перегружать конструкцию различными нововведениями, они решили сделать самолет как можно более похожим на обычный винтовой. Поэтому сначала в проекте фигурировал турбореактивный самолет. Но турбореактивные двигатели того времени не обеспечивали необходимой скорости. Они могли давать скорость, приблизительно соответствующую М = 1, но только на небольшой высоте.

Затем была рассмотрена комбинация турбореактивного и ракетного двигателей. Первый предназначался в основном для взлета, набора высоты и возвращения на базу, а второй—для разгона самолета и поддержания требуемой скорости на рабочей высоте. Вскоре выяснилось, что эта комбинация чрезмерно увеличивает габариты самолета. Характеристики турбореактивного двигателя с высотой ухудшались, что снижало скорость набора высоты и, следовательно, увеличивало расход топлива. Скорость, которую самолет развивал на рабочей высоте, оказывалась также довольно небольшой при значительном расходе топлива. Кроме того, применение двух столь сильно отличающихся друг от друга двигательных установок усложняло эксплуатацию самолета.

По сравнению с такой комбинированной системой, самолет, снабженный только ракетным двигателем, имел определенно лучшие характеристики. Несмотря на большой расход топлива, самолет развивал при наборе высоты (до 11 000 м) большую скорость подъема (около 6000 м/мин) при общей скорости полета порядка 800 км/час. На больших высотах теоретическая скорость набора высоты и скорость полета были еще выше, составляя максимально на высоте 36 000 м 36 000 м/мин и 2250 км/час. После сравнительного анализа проектов с различными двигательными установками было решено остановиться на ракетном двигателе.

Было рассмотрено много типов топлива, прежде чем выбор пал на жидкий кислород и этиловый спирт. Перекись водорода была отвергнута, потому что двигатели на этом топливе в то время давали очень низкие удельные импульсы. Азотная кислота и анилин считались не подходящими для пилотируемого самолета; эти топлива являются самовоспламеняющимися, и хранить их нужно раздельно, так как при одновременной их утечке может возникнуть сильный пожар. Значительно упростить топливную систему мог бы нитрометан, представляющий собой однокомпонентное топливо (монотопливо), но он опасен тем, что в определенных условиях, которые в то время еще не были хорошо изучены, сильно детонирует. Изучались также бензин и жидкий кислород. Но для бензинового ракетного двигателя с регенеративным охлаждением необходимо было устанавливать третий бак—с водой, так как бензин не мог быть использован в качестве охлаждающей жидкости. Выбранные компоненты топлива жидкий кислород и спирт—давали хороший удельный импульс, являлись относительно безопасными и удобными в обращении. Двигатель имел регенеративное охлаждение, обеспечиваемое циркуляцией топлива в рубашке охлаждения перед подачей в камеру сгорания. Для улучшения охлаждения одна часть воды смешивалась с тремя частями этилового спирта. Оказалось, что добавка такого количества воды очень мало влияет на импульс тяги, но заметно способствует улучшению охлаждения.

Ракетный двигатель был изготовлен фирмой «Риэкшн моторс» (Нью-Джерси), той самой, которая позднее строила двигатель для ракеты «Викинг». Двигатель получил обозначение 6000 С₄, где цифра означала развиваемую тягу в фунтах (2720 кг). Он имел четыре камеры, работавшие независимо друг от друга. Сухой вес двигателя составлял 95 кг. Размеры его были следующими: длина 142 см, диаметр около 48 см.

Все четыре камеры ракеты могли работать раздельно и в любой комбинации по выбору пилота. Для запуска в передней головке цилиндра имелось небольшое запальное устройство, воспламенявшее поток смеси горючего и окислителя. Когда давление в камере сгорания поднималось до 3,6 кг/см², открывались топливные клапаны, впуская горючее и окислитель в камеру. Конструкция не предусматривала регулировки подачи топлива в отдельные камеры, поэтому пилот мог выбирать только между 25, 50, 75 и 100 % полной тяги.

Для подачи компонентов топлива в ракетный двигатель использовался турбонасосный агрегат. Но пока его конструировали, на самолете временно были установлены баки с наддувом. Это сократило время пребывания самолета в воздухе приблизительно на 1,5 минуты, увеличило его посадочный вес почти на 900 кг и довело нагрузку на крыло при посадке до 268 кг/м². Это, однако, не имело особого значения, потому что война уже закончилась, а бомбардировщики В-29 вполне могли обеспечить подъем исследовательского самолета Х-1 на необходимую высоту.

Когда самолет Х-1 и бомбардировщик В-29 в качестве самолета-носителя были готовы к летным испытаниям, началось составление плана испытаний. Предварительные исследования показали, что отделение Х-1 от В-29 вполне обеспечивается встречным воздушным потоком. Чтобы не допустить смещения Х-1 назад, на фюзеляже бомбардировщика B-29 было укреплено несколько деревянных стоек, покрытых перед самым взлетом свежей красной краской. В случае касания этих стоек во время полета эта краска отпечаталась бы на самолете Х-1.

По плану все летные испытания должны были проводиться в Калифорнии на базе ВВС Мюрок, в 120 км восточнее Лос-Анжелоса. Эта авиационная база, известная сейчас под названием базы ВВС Эдвардс, расположена на берегу высохшего озера Роджерс Драй-Лейк. 9 декабря 1946 года в условиях хорошей погоды самолет Х-1 был запущен над озером на высоте 8200 м. Приблизительно через 10 секунд была включена первая камера двигателя, а через некоторое время — вторая. Самолет так быстро стал набирать скорость, что пилоту из соображения безопасности пришлось уменьшить тягу на 25%. Самолет медленно поднялся на высоту 11000 м, где пилот снова увеличил тягу на 50%. Стрелка индикатора показала скорость М = 0,795. В этот момент двигатель был выключен, и самолет спланировал до высоты 4500 м. Здесь все камеры двигателя были включены на полную мощность для повторного непродолжительного набора высоты. При этом пилот испытал очень большие перегрузки, подобные тем, которые возникают на истребителе во время взлета с форсажем. Одиннадцать последующих полетов прошли не менее успешно.

Первые полеты на самолете Х-1 совершил летчик-испытатель Гудлин, которого затем сменил прославившийся в воздушных боях над Англией летчик-истребитель Чарльз Егер. 14 октября 1947 года ему посчастливилось первым в мире осуществить сверхзвуковой полет, однако в течение нескольких лет ВВС США упорно отказывались сообщить об этом. Фактически была достигнута скорость 1216 км/час, и на той высоте, где она была зафиксирована, она, конечно, являлась сверхзвуковой.

Чтобы не приостанавливать работ по программе испытаний из-за какой-нибудь случайной поломки, были построены два образца самолета Х-1. Максимальная проектная скорость, которую самолет Х-1 мог показать на высоте 18000 м, составляла 1570 км/час. Эта скорость была почти достигнута в 1948 году (1547 км/час). Во время одного полета в 1949 году Х-1 поднялся на максимальную высоту (21378 м). В январе 1949 года капитан Егер стартовал на самолете Х-1 с высохшего озера без самолета-носителя. Со всеми четырьмя ракетными камерами, работающими на полную мощность, самолет оторвался от земли, пробежал 700 м и набрал высоту в 7000 м за 100 секунд. В августе 1950 года, по окончании программы, самолет Х-1 был снят с испытаний и передан в Национальный музей авиации в Вашингтоне.

К этомувремени на базу ВВС Эдварде прибыл новый сверхзвуковой самолет—«Дуглас» D-558-II, больше известный под названием «Скайрокет». Конструировал его специалист ВМС Хейнеманн, но построен он был фирмой «Дуглас» и испытывался ее летчиками Джином Мэем и Уильямом Бриджменом. Исследовательская программа, разработанная для «Скайрокет», была значительно шире, чем программа для самолета Х-1. Основная задача при испытаниях Х-1 состояла в том, чтобы довести его скорость до сверхзвуковой, пролететь так не менее 2 минут и проверить, как ведет себя самолет на этих скоростях. Новый самолет предназначался для исследований поведения машины при околозвуковых скоростях полета. Самолет «Скайрокет» рассматривался как прототип будущих самолетов-истребителей.

«Скайрокет» был закончен конструированием в конце 1947 года, а в феврале 1948 года совершил свой первый полет. Планер самолета был изготовлен в основном из алюминиевого сплава 75-ST. В отличие от Х-1 крылья и хвостовое оперение самолета были стреловидными (крылья — 33°, хвостовое оперение—40°). Размах крыльев составлял 7,6 м, общая длина—14,4 м, высота—3,45 м, стартовый вес—около 6800 кг. Хейнеманн сделал как раз то, от чего отказались инженеры фирмы «Белл»: его машина была рассчитана как на турбореактивный, так и на ракетный двигатели. В качестве первого использовался двигатель 24-С с тягой 1360 кг (фирма «Вестингауз»); в качестве второго— двигатель фирмы «Риэкшн моторс», очень похожий на двигатель самолета Х-1, с тягой при работе всех четырех камер порядка 2700 кг. Расход топлива достигал почти 1 т/мин.

Для отрыва полностью заправленного топливом самолета «Скайрокет» от земли необходимо было включать турбореактивный двигатель и две камеры ракетного двигателя. Первые 59 полетов провел летчик Джин Мэй, а с шестидесятого полета его заменил Уильям Бриджмен. К этому времени обычной практикой стало сопровождение экспериментальных самолетов серийными реактивными самолетами. В роли пилотов для сопровождения «Скайрокет» часто выступали Чарльз Егер и подполковник Фрэнк Эверест.

К ноябрю 1949 года выяснилось, что самолет «Скайрокет» не может самостоятельно оторваться от земли, развить сверхзвуковую скорость и сохранить ее в течение необходимого времени. Поэтому его тоже нужно было сбрасывать с бомбардировщика В-29. Но так как у существующего образца «Скайрокет» не было необходимых приспособлений для этой цели, фирма «Дуглас» построила еще два самолета, один из которых имел устройство для запуска в воздухе с самолета-носителя.

История испытаний самолета «Скайрокет» сильно напоминает историю испытаний ракеты «Викинг». Были периоды, когда все шло плохо. Шесть раз бомбардировщик В-29 поднимался с самолетом «Скайрокет», торчащим из бомболюка, и шесть раз возвращался назад, не сбросив его. Из-за частых неполадок даже первый запуск с воздуха был произведен по ошибке.

Бриджмен сидел в своей кабине в тесном и неудобном противоперегрузочном костюме, и в то время, как пилот бомбардировщика заканчивал отсчет, заметил, что стрелка одного из манометров ушла за крайний нижний предел. Бриджмен хотел предупредить пилота В-29, чтобы тот не сбрасывал его, но пилот не мог его слышать, так как держал связь на передаче. Тогда Бриджмен снова поставил переключатель в положение «включено». Самолет «Скайрокет» успешно отделился от В-29 и совершил блестящий полет, если принять во внимание те обстоятельства, при которых самолет был запущен. На сверхзвуковой скорости «Скайрокег» неожиданно подвергся боковой вибрации, что привело к непродолжительной потере управления.

Один из последующих полетов чуть не кончился катастрофой. Лицевая пластина костюма обледенела из-за выделяемой при дыхании влаги, и Бриджмен перестал что-либо видеть. Сопровождавший его Егер помог ему снизиться в более теплые слои воздуха, но налет льда на пластине исчез только перед самой посадкой. Несмотря на все свои неудачи, Бриджмен, однако, был некоторое время «человеком, летавшим быстрее всех»¹. 15 августа 1951 года на высоте около 24 км он достиг скорости 1980 км/час. 21 августа 1953 года подполковник М. Карл из корпуса морской пехоты поднялся на самолете «Скайрокет» на высоту 25 370 м, а 14 октября того же года другой летчик-испытатель С. Кроссфилд пролетел на «Скайрокете» на высоте 18000 м со скоростью 2123 км/час (М = 2,01).
¹Ни один из этих полетов не был утвержден Международной Авиационной Федерацией (ФАИ) в качестве рекорда скорости или высоты, так как самолет «Скайрокет» всякий раз запускался с самолета-носителя. — Прим авт.

Темвременем преемник Х-1 самолет Х-1А фирмы «Белл Эркрафт», пилотируемый Егером, показал еще лучшие результаты.

Самолет Х-1А имел проектную скорость 2720 км/час и внешне мало чем отличался от своего предшественника Х-1, разве только что несколько большими размерами и расположением кабины пилота, которая была вынесена вперед для обеспечения пилоту лучшего обзора. Топливо подавалось в ракетный двигатель с помощью помпы, работающей на перекиси водорода, то есть как в ракетном варианте самолета «Скайрокет», но расположение баков было другим. 12 декабря 1953 года на высоте 21 000 м самолет Х-1А развил скорость 2640 км/час. В этом полете Егеру пришлось столкнуться с тем же, что произошло с Бриджменом на «Скайрокете»: самолет потерял управление и стал падать. К тому времени, когда пилоту удалось восстановить управление, самолет снизился до 6000 м.

Летом 1954 года пилот майор Артур Мюррей достиг на самолете Х-1А высоты 27000 м.

8 августа 1954 года самолет Х-1А погиб при следующих обстоятельствах. Х-1А был, как обычно, поднят в этот день на бомбардировщике В-29, пилотируемом Стенли Бутчартом. Летчик-испытатель Джозеф Уокер уже покинул кабину самолета-носителя и сидел в кабине Х-1А, готовясь к запуску. Самолет-носитель находился на высоте 9500 м, то есть почти на высоте запуска Х-1А. Едва успели дозаправить самолет Х-1А кислородом, как в нем произошел взрыв и вспыхнул пожар. Конечно, о запуске Х-1А уже не могло быть и речи; нужно было как можно быстрее отделаться от него, вытащив предварительно пилота Два человека из экипажа В-29, рискуя жизнью, с трудом вытянули полуживого Уокера из его кабины, а Бутчарт быстро выпустил кислород и часть спирта из баков самолета Х-1А. Совершить посадку с испытательным самолетом В-29 не мог, так как Х-1А выступал ниже выпущенных шасси В-29. Снизившись до высоты 2000 м, Бутчард запросил аэродром, где можно безопаснее сбросить самолет Х-1А, и, получив указание, сбросил поврежденный исследовательский самолет.

Квремени уже был готов самолет Х-2. Он имел совсем другое назначение. Построенный из нержавеющей стали и никелевого сплава «Монель-К», самолет Х-2 предназначался для исследования проблемы аэродинамического нагрева корпуса летательного аппарата при сверхзвуковых скоростях. Эта проблема исключительно важна, поскольку она является частью проблемы обратного вхождения ракет в атмосферу,

Рассчитано, что самолет, летящий со скоростью М = 1 на уровне моря, нагреется за счет трения обшивки на 38°С выше той температуры, которую он имеет. Кроме того, частичное повышение температуры корпуса дадут солнечный свет и двигатели самолета (ракеты). На высоте 15 км температура нагрева снизится на 38°С, так как трение обшивки корпуса будет меньше из-за меньшей плотности воздуха. В то же время солнечная радиация на этой высоте окажется более интенсивной.

В отличие от звукового, зависящего только от температуры воздуха, «тепловой барьер» зависит от нескольких факторов, и прежде всего от плотности воздуха. Самолет Х-2 как раз и был создан для изучения зависимости степени аэродинамического нагрева от высоты. Он был построен из материалов, способных выдерживать высокие температуры без потери прочности, и наряду с этим имел мощный ракетный двигатель фирмы «Кэртисс Райт» с общей тягой 5400 кг, хорошо изолированную кабину и посадочный костыль вместо колес, подобно самолету Ме-163В. Для безопасности пилота передняя часть самолета в случае необходимости могла отделяться Для этого передний отсек Х-2 в нужный момент отрывался от остальной части самолета и опускался на землю на парашюте; на определенной высоте пилот оставлял отсек, прыгая с парашютом.

Однако начало испытаний Х-2 не было удачным. На первом же самолете произошел взрыв еще до запуска его с самолета-носителя. Авария была такой же, как и на самолете Х-1А, но взрыв оказался гораздо сильнее; пилот Х-2 Циглер и один из членов экипажа самолета-носителя были убиты, взрыв произошел над Ниагарским водопадом, и поврежденный Х-2 пришлось сбросить в озеро Онтарио.

Второй самолет Х-2 совершил свой первый полет 5 августа 1954 года, а затем установил подряд несколько рекордов. Капитан Айвен Кинчилоу поднялся на нем на высоту 38400 м, а в конце июля 1955 года подполковник Френк Эверест достиг скорости 3000 км/час (М = 2,9 для этой высоты).

Последний полет на самолете Х-2 совершил 27 сентября 1956 года капитан Мильбурн Эпт. Он был поднят на бомбардировщике В-50 на необходимую высоту. После отделения от самолета-носителя капитан Эпт включил ракетный двигатель и разогнал Х-2 до скорости 3500 км/час (М = 3,3). Некоторое время пилоты самолета-носителя и Х-2 поддерживали друг с другом радиосвязь, но потом радио замолчало.

Позднее было установлено, что самолет Х-2, потеряв управление, начал падать. На высоте 13700 м капитан Эпт отделил передний отсек от самолета, но выпрыгнуть из него не смог; его нашли мертвым в головном отсеке, упавшем в пустыне.

Читая о самолетах Х-1, «Скайрокет» и их преемниках, следует все время иметь в виду то обстоятельство, что они были и являются исследовательскими самолетами. Их создавали и использовали с целью выявления числовых значений тех параметров, которые необходимы ученым и конструкторам при разработке реальных транспортных ракет для дальних полетов.

Долгоевремя существовало мнение, что ракеты должны возвращаться в нижние слои атмосферы под небольшим углом, и почти до конца второй мировой войны все расчеты строились именно на этом. Но в 1944 году известный ученый доктор Зенгер в сотрудничестве с крупным математиком доктором Иреной Бредт, ставшей впоследствии его женой, предложили новую концепцию. По их теории ракету следовало возвращать на землю под углом, близким к прямому. Зенгер и Бредт подготовили соответствующий научный трактат, который, однако, был немедленно засекречен и в количестве 100 экземпляров разослан только наиболее крупным ученым и специалистам.

Копии доклада получили: профессор Гейсенберг, специалист в области атомной энергии; доктор фон Браун, генерал Дорнбергер, профессора Мессершмитт, Танк (фирма «Фокке-Вульф»), Дорнье (фирма «Дорнье»), Хейнкель (фирма «Хейнкель»), Мадер (фирма «Юнкерс»), Прандтль (Аэродинамический исследовательский центр в Вене), Прёлль (инженерный институт в Ганновере) и некоторые другие. Все они, по-видимому, ознакомились с докладом, но, учитывая обстановку того времени, не сумели применить его положений в своей работе.

После окончания войны все вышеуказанные лица, включая и доктора Зенгера, допрашивались союзниками. Несколько экземпляров доклада были обнаружены специальными разведывательными группами англо-американцев.
Рис. 83. Бомбардировщик-«антипод» Зенгера

Зенгера интересовал вопрос, что будет, если крылатая - ракета войдет в плотные слои атмосферы,—скажем, на высоте 40 км.— слишком быстро и слишком круто. Из доклада было ясно, что ракета в этом случае должна рикошетировать, подобно плоскому камню, касающемуся поверхности озера. «Отскочив» от плотных слоев, ракета должна снова уйти вверх, в более разреженные слои атмосферы. Пролетев некоторое расстояние, ракета опять попадет в плотные слои и вновь рикошетирует. В целом траектория ее полета будет представлять волнистую линию с постепенно «затухающей» амплитудой. По расчетам Зенгера и Бредт такая траектория весьма значительно повышала возможную дальность полета крылатой ракеты.

Основываясь на этом, Зенгер построил концепцию ракетного бомбардировщика-антипода (рис. 83). Предполагалось, что длина его составит около 28 м, размах крыльев — почти 15 м, сухой вес—20 т, вес топлива и бомбовой нагрузки— 80 т. Таким образом, полный стартовый вес доводился до 100 т. Но при таком весе очень много топлива требовалось бы для взлета; не помогли бы тут и стартовые ускорители. Выход, предложенный доктором Зенгером, заключался в том, чтобы построить длинный прямой стартовый трек с рельсами длиной 3 км. Самолет помещался бы на салазки, на которых могло быть установлено любое потребное количество ракетных двигателей. Эти ракетные салазки должны были работать около 10 секунд, что позволяло разогнать самолет на треке до скорости 500 м/сек. Затем он должен был набирать высоту с помощью своего маршевого двигателя.

Принимая скорость истечения равной 3000 м/сек, можно довести скорость крылатой ракеты до 6000 м/сек и поднять ее на максимальную высоту 260 км. Все это хорошо иллюстрируется приводимыми ниже расчетными данными и рис. 84.
Рис. 84. Диаграмма траектории полета бомбардировщика-«антипода» Зенгера

После пятого снижения могло быть еще четыре «волны» с вершинами на высоте 60 км и нижними точками на высоте 40 км. При этом расстояние по горизонту между нижними точками составляло бы около 1000 км и имело тенденцию к сокращению. Девятая нижняя точка лежала бы тогда в 16800 км от точки старта. Затем самолет в течение некоторого времени мог оставаться на высоте 40 км, а в 23 000 км от точки старта терял бы высоту и, пролетев еще 500 км, то есть в общем половину расстояния вокруг Земли, совершал бы посадку. Посадочная скорость должна была составить всего 140 км/час, что давало возможность любому аэропорту принять такой самолет-ракету. Однако самолет-ракета Зенгера мог нести только 300 кг полезной нагрузки, не считая пилота.

Проект Зенгера рассчитан для ракетных двигателей со скоростью истечения порядка 3000 м/сек, которая еше и сейчас не является стандартной. Доктор Зенгер занимался проблемой полетов и на более короткие расстояния. Основная трудность такого полета состояла в развороте самолета-ракеты на обратный курс. Оказалось, что развернуть самолет, идущий со скоростью почти 1600 м/сек, чрезвычайно трудно: многие приборы и агрегаты могут отказать из-за чрезмерных перегрузок, и, кроме того, для выполнения такого маневра необходимо огромное количество топлива. Гораздо легче было бы осуществить прямой полет с посадкой на базе, расположенной на «противоположном конце» Земли. В этом случае самолеты-ракеты стартовали бы с какой-нибудь базы в Германии, скажем из Берлина, сбрасывали бы свои бомбы в заданном районе или пункте и приземлялись бы в точке-антиподе. Обратный полет также можно было бы использовать для бомбардировки той же или другой цели.

Элементы траектории крылатой ракеты	Высота, км	Расстояние от точки старта, км
Первый пик Первое снижение Второй пик Второе снижение Третий пик Третье снижение Четвертый пик Четвертое снижение Пятый пик Пятое снижение	260 40 125 40 120 40 90 40 82 40	2500 4500 5750 7000 8100 9350 10000 10800 11600 12300

Схема таких полетов была рассчитана довольно точно, хотя и имела некоторые недостатки. Так, точка-антипод для любой точки старта в Германии оказывалась в районе Австралии и Новой Зеландии, то есть на территории, контролируемой западными союзниками. Кроме того, города-цели не всегда оказывались там, где этого требовал «план полета». Далее, любая бомбардировка должна была производиться с нижней точки траектории, но даже и тогда рассеивание при бомбометании оставалось бы исключительно большим. Единственным городом в Западном полушарии, который при полете из Германии по схеме Зенгера находился бы под нижней точкой траектории, являлся Нью-Йорк. При этом бомбардировщик направлялся бы в Японию или в ту часть Тихого океана, которая тогда находилась в руках японцев.

Задумывался Зенгер и над еще одной возможностью. Зачем останавливаться в точке-антнподе? Почему не облететь вокруг Земли и не вернуться снова на ту базу, с которой был осуществлен старт? Расчеты показывали, что для этого потребуется скорость истечения порядка 4000 м/сек, которая обеспечит максимальную скорость ракеты 7000 м/сек с первым пиком на высоте 280 км и на удалении 3500 км от точки старта и первым снижением до 40 км на расстоянии 6750 км от точки старта. В этом случае девятое снижение лежало бы на расстоянии 27 500 км от стартовой позиции. Посадка в точке старта могла быть сделана через 13 060 секунд, то есть через 3 часа 40 минут после старта.

Доклад Зенгера заканчивался рекомендацией принятия схемы с одной базой, как наиболее практичной, и перечислением исследовательских проектов, которые нужно было выполнить для ее осуществления. Легко понять, почему никто из высокопоставленных немцев, прочитавших этот доклад, ничего не предпринял; было уже слишком поздно, чтобы реализовать подобный проект. Кроме того, все понимали, что даже если бы у немцев и имелись такие бомбардировщики, то бомбовая нагрузка в 300 кг бомбардировщика-антипода или 3800 кг — бомбардировщика, совершающего полет вокруг Земли, не имела бы большого военного значения.

Это была, безусловно, интересная идея, но трудно предположить, что кто-либо решится на ее осуществление. Вряд ли можно применить этот способ увеличения дальности для мирных целей, а для военных в настоящее время имеются более эффективные ракеты дальнего действия.

Авиация и ракетные исследования сомкнулись также и в области обеспечения взлета самолетов с земли, с воды, а позднее — с палуб авианосцев.

Мысль о применении реактивных ускорителей для взлета самолетов возникла вскоре после первой мировой войны. Сначала они были использованы на поплавковых гидросамолетах, а затем авиационные инженеры начали думать о более широком применении реактивного принципа ускорения старта. Идея заключалась в том, чтобы расходовать мощность основного двигателя только в полете, а взлет обеспечивать с помощью ракет.

Впервые одномоторный поплавковый гидросамолет фирмы «Юнкерс» был испытан на взлете с батареей пороховых ракет летом 1929 года.

Первые сведения о практическом применении стартовых реактивных ускорителей поступили из Голландии во время «битвы за Англию». Сообщалось, что немцы запускали перегруженные бомбардировщики с небольших полевых аэродромов, используя ускорители. Это были оригинальные металлические решетки, помещаемые в нижней части фюзеляжа самолета и содержащие большое количество пороховых ракет, которые воспламенялись электрическим запалом. Когда самолет поднимался в воздух, пустые решетки сбрасывались.

Эти импровизированные ускорители, вероятно, составлялись из ракет Шмиддинга. Но еще раньше, в 1938 году, хорошо зарекомендовали себя стартовые ускорители Вальтера, работавшие на перекиси водорода. Взлеты самолета He-112 с ускорителями Вальтера были даже засняты на кинопленку. Имевшие почти круглую форму стартовые ускорители обычно подвешивались к крыльям самолета рядом с двигателями. Они должны были сбрасываться сразу же по использовании, чтобы не создавать дополнительного лобового сопротивления. Все первые стартовые ускорители были «холодного» типа, но с увеличением веса самолетов стали применяться и «горячие».

В дальнейшем производство жидкостных стартовых ракетных ускорителей велось заводом Вальтера в Киле и фирмой BMW. Ниже (стр. 367) приведены характеристики двух образцов, выпущенных в конце войны и считающихся типичными для того времени.

Стартовый ускоритель HWK RI-209 был сконструирован для двух самолетов—He-111 и Ju-88. Двигатель BMW 109-718 предназначался специально для турбореактивного истребителя Ме-262; здесь турбина реактивного двигателя приводила в движение и топливные насосы стартового ускорителя. Это значительно снижало вес всей системы.

Характеристики	HWK RI-209/109-502 для смеси «Т-штоф + горючее	BMW 109-718 для смеси «сальбай» + горючее
Тяга, кг Время работы, сек Вес окислителя, кг Вес горючего, кг Секундный расход топлива, кг Скорость истечения, м/сек Сухой вес двигателя, кг	1500 30 220 27,7 8,15 1750 228	600-1250 112-180 612 185 7 1750 80

Немецкие методы производства перекиси водорода высокой концентрации сравнительно давно стали известны и в Японии. Электрохимический завод Питча продал все секреты технологии фирме «Мицубиси Сэйси Кайся». Но японские военно-морские силы не проявляли вплоть до июня 1944 года никакого интереса к ракетам на перекиси водорода. Да и вообще японцев ракеты особенно не привлекали. Ведшиеся в то время исследовательские работы были направлены главным образом на создание двигательной ракетной установки для проектировавшегося самолета «Сюсуй» и двигателя для человекоторпеды «Кайтен».

В этот период японцы имели три типа пороховых стартовых ускорителей, работавших на двуосновном порохе (см. главу VII). Наименьший из них обладал следующими характеристиками: длина 118 см, внешний диаметр всего 19 см, максимальная тяга 1050 кг, средняя тяга 570 кг, время работы двигателя 4,03 сек. Остальные два ускорителя работали в течение приблизительно 10 сек (один — немного меньше, другой—немного больше). Средняя тяга второго ускорителя составляла 370 кг, максимальная — 876 кг; средняя тяга третьего равнялась 650 кг, а максимальная — 1703 кг. Ускоритель последнего типа применялся на самолете «Бака».

В Америке разработка стартовых ускорителей была начата доктором Карманом из Лаборатории реактивных двигателей. В декабре 1938 года генерал Арнольд попросил Национальную академию наук дать указание Гуггенхеймской авиационной лаборатории Калифорнийского института технологии (GALCIT), в ведении которой находилась лаборатория Кармана, разработать несколько стартовых ускорителей.

Экспериментальные работы начались в 1939 году. Первый опытный образец представлял собой стальную трубу длиной 60 см с толщиной стенки 2.5 см. Один конец ее был закрыт, второй имел фланец, к которому крепилось сопло. Так как тяга стартового ускорителя должна была быть сравнительно низкой, а горение продолжительным, исследователи решили, что заряд должен гореть только с торца. Это означало, что заряд должен был прилегать к стенке. Но в этом случае заряд в результате теплопередачи мог загореться по всей длине, что было небезопасно. Поэтому заряд был помещен в гильзу, которая плохо проводила тепло, а сама гильза — в трубу. В таком виде образец стал очень похож на одну из ракет Зандера.

После двух лет работы, в течение которых было проведено несколько сот испытаний, сотрудники Калифорнийского института технологии создали небольшой, но надежный ускоритель весом 5,76 кг, из которых около 900 г приходилось на топливо. Двигатель мог развивать тягу 12,7 кг в течение 12 секунд. Топливо получило название «GALCIT-27». Заряд при формовке подавался в камеру сгорания двадцатью двумя отдельными порциями, причем каждая из них запрессовывалась под давлением 18 т.

В августе 1941 года с этим ускорителем был проведен ряд испытательных полетов, для чего использовался небольшой самолет «Эркуп» весом в 340 кг, к которому подвешивались сразу шесть ускорителей.

Испытания ускорителей показывали, что пороховая шашка, созданная с таким большим трудом, при длительном хранении уменьшалась в объеме. В результате между зарядом и гильзой возникал зазор, что превращало пороховую шашку с горением по торцу в пороховую шашку с горением по всей поверхности. Поэтому от топлива «GALCIT-27» пришлось отказаться.

В мае 1942 года было отработано улучшенное ракетное топливо — «GALCIT-46», которое не уменьшалось в объеме при длительном хранении, но было чувствительным к температурным колебаниям. Тот же самый недостаток отмечался и у баллистита, испытывавшегося примерно тогда же. Двигатель с расчетной тягой 450 кг, имеющий баллиститовый заряд, обеспечивал эту тягу только при температуре + 32°С, а при + 4°С он развивал тягу всего лишь порядка 270 кг. Время работы двигателя также не было постоянным: при низких температурах оно увеличивалось, при высоких — уменьшалось. Для боевой ракеты такая разница в продолжительности горения была бы, вероятно, допустимой, но для стартового ускорителя увеличение времени горения было бы недопустимым, особенно если он предназначался для самолетов, поднимавшихся в воздух с короткой взлетной палубы небольшого авианосца.
Рис.85. Ракетное оружие США по состоянию на 1956 год

Так как имеющиеся бездымные пороха (одноосновные, двуосновные и различные их комбинации) не удовлетворяли специальным требованиям, предъявляемым к топливу для стартовых ускорителей, то исследовательская группа попыталась создать нечто совершенно новое. Это топливо получило обозначение «GALCIT-53». Оно представляло собой смесь горючего и окислителя. Окислителем являлся перхлорат калия, горючим был асфальт с небольшой добавкой нефти.

Смесь приготовлялась путем нагревания (до +177° С) асфальта и нефти в смесительном котле и последующего добавления перхлората. Перед тем как запрессовать готовое топливо в камеры сгорания, их стенки покрывались горячей смесью асфальта и нефти. Когда топливо достаточно охлаждалось, оно заливалось в камеры сгорания. Чтобы обеспечить равномерное заполнение камеры сгорания, последняя подвергалась вибрации.

В затвердевшем состоянии «GALCIT-53» напоминал обычный дорожный гудрон. Он почти не поддавался детонации и с трудом воспламенялся от спички. Однако после воспламенения «GALCIT-53» горел ярким пламенем и выделял густой белый дым. При горении в камере сгорания под давлением 120 атм это топливо обеспечивало среднюю скорость истечения продуктов сгорания порядка 1600 м/сек при средней скорости горения 3,17 см/сек.

Рекомендуемый температурный предел для двигателей, снаряженных новым топливом, составлял 4,4°—38° С. При значительном увеличении температуры против рекомендуемой топливо становилось вязким и текучим. Ускоритель старта, созданный для работы на «GALCIT-53», имел длину 33 см и диаметр 14 см.

Руководство ВМС США заключило с фирмой «Аэроджет» (Эзьюса, штат Калифорния) контракт на поставку нескольких ракетных двигателей на топливе «GALCIT-53», а затем этой же фирме был дан заказ на их массовое производство. Одновременно ВМС США потребовали, чтобы фирма добилась увеличения тяги до 225—450 кг. Разработка этих двигателей проводилась частично лабораторией доктора Кармана, а частично—фирмой «Аэроджет». С 1942 года большая часть работ, выполняемых лабораторией по совершенствованию твердых топлив, была направлена на расширение эксплуатационных температурных пределов. В 1943 году лаборатория разработала топливо «GALCIT-61-C», которое использовалось военно-морскими силами вплоть до окончания войны.

Выбор этих твердотопливных двигателей, вероятно, объяснялся соображениями материально-технического обеспечения; сами же военно-морские силы разрабатывали в Аннаполисе жидкостные стартовые ускорители (см. главу IX). Группа Труэкса создала ускоритель с тягой 680 кг. Двух таких ускорителей, крепившихся к распоркам крыльев, было достаточно для обеспечения взлета летающей лодки PBY. Годдард в то время работал над ускорителем с еще большей тягой; его предполагалось устанавливать в хвостовой части летающей лодки.

Естественно, что лаборатория уделяла большое внимание и проблеме разработки жидкостных стартовых ускорителей. Первый отработанный образец такого ускорителя развивал тягу 450 кг в течение 25 секунд, работая на азотной кислоте и анилине. Двигатель прошел летные испытания на бомбардировщике «Дуглас» А-20-А на базе ВВС Мюрок в период с 7 по 24 апреля 1942 года. После этого были изготовлены и более крупные ускорители такого типа. В 1945 году два ускорителя старта, XCALT-6000 и X40ALD-3000, демонстрировались в Райт-Филде. Их тяга, как показывают индексы, равнялась 6000 фунтов (2720 кг) и 3000 фунтов (1360 кг).

Все, что мы рассказали здесь о ракетных самолетах и реактивных ускорителях старта, можно назвать сейчас почти «древней историей». Армия, военно-морские и военно-воздушные силы, а также корпус морской пехоты США в настоящее время располагают стартовыми ускорителями с любыми желаемыми характеристиками. Подобные ускорители могли давно бы быть внедрены и в гражданском воздушном флоте, однако их стоимость пока еще остается для этого слишком высокой.

далее

к началу назад